CCD太阳敏感器误差分析与补偿

介绍了星载CCD太阳敏感器的工作原理,用空间几何模型阐述了线阵CCD太阳敏感器测量两轴姿态信息的方法,进行了误差分析,建立了系统的误差补偿模型。通过标定试验,确定了模型参数,进行了物理补偿,同时针对系统的残差,提出了数学补偿的方法。测试结果表明敏感器实现了较高的测量精度,验证了误差补偿方法的有效性。     

基于STK的星敏感器在轨视场仿真分析

针对星敏感器在轨可能会受到太阳光、地气光等杂光干扰而影响其测量精度及姿态有效率等问题,对星敏感器的在轨视场进行了分析研究。给出了太阳光、地气光进入星敏感器视场的条件;基于卫星工具包(STK)软件,提出了一种星敏感器视场分析的仿真方法;结合卫星轨道参数和星敏感器安装方位,在卫星零姿态、正负向侧摆下对杂光进入星敏感器视场情况进行了仿真。结果表明,卫星在轨至少有2个星敏感器在同一时刻满足杂光抑制角要求。文章提出的仿真方法,适用于对任何轨道类型卫星星敏感器在轨视场的杂光分析,仿真结果对星敏感器在卫星上的优化安装具有工程应用价值。     

基于紫外敏感器的卫星自主导航方法研究

研究了卫星利用CCD紫外敏感器进行自主轨道确定的方法。敏感器通过地球紫外图像提供地心方向矢量及姿态误差信息进而确定卫星轨道。采用Unscented卡尔曼滤波算法,对紫外敏感器测量精度、姿态误差、部分轨道参数以及地球模型对导航精度的影响进行了仿真验证。仿真结果表明本方法具有较高的定轨精度,其导航误差主要取决于紫外敏感器测量精度和卫星姿态误差。     

卫星表面物体反射光对太阳敏感器的影响分析

太阳敏感器是卫星姿态确定和控制的关键产品,在轨工作时,可能会受到卫星表面物体反射光等杂反光的影响,反射光进入到太阳敏感器视场后,会对敏感器造成干扰,导致控制系统做出误判。文章在分析卫星表面物体对太阳敏感器的遮挡及反射光特性的基础上,提出了一种定量计算卫星表面物体反射光强度的方法;并以某卫星为例,计算了卫星表面物体反射进入太阳敏感器的太阳光强度;在此基础上,提出了合理选择卫星外表面热控材料以降低反射光影响的措施。     

一种用于静态红外地球敏感器的高效算法

为提高微纳卫星的姿态检测效果,针对静态红外地球敏感器的全景鱼眼成像特点,以单张红外成像为研究对象建立成像模型,提出了间隔向量积与t Location-Scale分布置信区间均值结合的算法。将红外成像投影到空间球体上形成空间像点环;在像点环上间隔取点做向量积,得到当前目标姿态角的样本集合;通过t Location-Scale分布进行极大似然估计,得到目标姿态角样本均值和方差的估计量;再次计算1σ置信区间内样本均值,最终得到目标姿态角的估计值。相比于原算法,目标姿态角在±10°内的标准差由0.06°下降为0.03°,精度提高了50%。另外为避免迭代收敛的耗时问题,给出了应用于实际工程的查表法,使运算速度提高了87%,提升了静态红外地球敏感器的测量精度和效率。     

基于星光大气折射的卫星自主轨道确定

本文研究了利用星敏感器进行卫星轨道确定的自主导航方案。这种自主导航方案完全利用高精度的CCD星敏感器，以及大气对星光折射的数学模型及误差补偿方法，精确敏感地平，从而实现航天器的精确定位。以某太阳同步轨道卫星为背景，针对本文给出的星光折射光的卫星导航方案，结合推广的卡尔曼滤波算法，使用模拟数据进行了仿真研究，定位精度为38m。仿真结果说明，星光折射角的测量误差和大气折射模型的不确定性是影响导航精度的主要因素。     

航天CCD太阳敏感器的发展与应用

CCD太阳敏感器是目前应用于航天飞行器姿态控制系统中的高精度姿态敏感器。本文简要介绍了CCD太阳敏感器的发展现状,对其发展趋势以及我国航天飞行器对其的应用需求进行了分析。     

基于磁强计与太阳敏感器的卫星自主定轨算法

针对低轨微小卫星,为了实现低成本自主定轨,并达到一定的定轨精度,提出了一种基于三轴磁强计和太阳敏感器数据,利用扩展Kalman滤波进行自主轨道确定的方法.分析了国际地磁参考场(IGRF)模型,建立了简化的太阳轨道模型,在此基础上,建立了以轨道位置和速度作为状态量,以地磁矢量的模值和地磁矢量与太阳矢量的夹角信息作为观测量的滤波算法.数字仿真结果表明,该算法是收敛的、有效的,同时通过比较表明引入太阳敏感器数据后,大大提高了定轨精度.     

考虑月球扁率修正的月球卫星自主导航

针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法。并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响。仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、 0.05°(3σ) 和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ), 从而保证了环月卫星的导航精度。     

粗细编码式太阳敏感器

一、粗码和细分码的联合测角1.粗码编码式太阳敏感器已广泛应用于卫星姿态测量中。其原理是太阳光线通过一条窄缝(称作前缝)射到有透明及不透明区的光刻码盘图案上,由其下面的太阳电池接受信号,再把信号处理成反映入射光线角度α的二进制数码。在视场F一定的条件下,码盘的分辨率αc取决于码盘码道的数量n,其关系是:     

仿生偏振光定向算法及误差分析

基于标准大气偏振模型,研究了仿生偏振光定向原理,推导了当载体倾斜时的航向角计算方法,分析了各项误差源对航向角估计误差的影响。结果表明：若已知载体的水平角,可根据偏振角解算出载体航向角;引起定向误差的主要因素来自于仿生偏振光传感器误差和载体的水平角误差,太阳位置误差的因素可以忽略;当太阳高度角小于50°、载体水平角小于20°时,仿生偏振光定向的精度约等于偏振角的测量精度,即定向精度约为0.2°。     

考虑地球扁率修正的基于日地月方位信息的地球卫星自主导航

给出了基于地球球形假设的双圆锥地心方位确定算法,研究了考虑地球扁率的地心方位精确确定算法,给出了基于扁率修正的日地月自主导航算法。蒙特卡洛仿真表明,对于500km高度,对地定向三轴稳定的姿态运行模式的卫星,在地球敏感器噪声为0.1°(3σ),日、月敏感器噪声为0.05°(3σ)的情况下,导航位置精度能达到800m(3σ),速度精度能达到2.4m/s(3σ)。     

低成本动中通姿态估计算法

针对低成本微机电惯性测量单元无法满足宽带移动卫星通信系统姿态估计精度的问题,提出了以单基线GPS为辅助敏感器的改进型非线性观测器姿态估计算法。与经典观测器相比,改进算法利用观测器估计姿态代替加速度计估计姿态计算北向矢量的观测矢量,有效解决了加速度计精度与单基线GPS精度不匹配的问题。在单基线GPS不能正常工作的状态下,设计了状态判断开关,成功减少了载体机动加速度对估计结果的影响。试验结果表明：在单基线GPS一直正常工作的条件下,设计的改进非线性观测器的姿态估计精度达到±0.5°;在单基线GPS不能一直正常工作的情况下,在GPS可见弧段其姿态估计精度也达到±0.5°,均优于传统非线性观测器,满足低成本动中通要求。     

复合材料布带缠绕纠偏控制系统设计

针对复合材料缠绕过程中的布带跑偏问题,在分析纠偏工作原理和影响纠偏控制精度关键因素的基础上,以线阵CCD( Charge Coupled Device)图像传感器为检测元件,以步进电机、蜗轮蜗杆、纠偏辊等为执行机构,采用FUZZY-PID复合控制策略,建立了布带缠绕纠偏控制系统.经纠偏试验验证,该纠偏控制系统的纠偏精度完全满足缠绕工艺要求,使缠绕过程的纠偏自动化得以实现.     

基于地球敏感器和加速度计的月球车自主定向算法研究

月球车定向是月球车导航的一个重要组成部分，它是月球车定位的基础和前提。针对这一问题，提出了一种适用于月球车长时间、长距离导航的绝对定向算法。该算法利用非线性最小二乘平差原理对CCD地球敏感器成像进行处理，实现了在月球表面CCD地球敏感器的矢量观测功能。结合加速度计的测角原理，实现了航向角确定。以理论分析和实际推算描述了该定向方法的具体实现过程，最后以仿真结果验证了该方案的可行性，为未来我国月球探测中月球车的实际应用提供了技术参考。     

基于Zernike矩的高精度太阳图像质心提取算法

在基于太阳观测的月球车天文导航系统中,针对太阳传感器中图像噪声以及典型图像退化的不良影响,提出了一种基于Zernike矩的高精度太阳质心提取算法。采用Sobel算子进行边缘检测,Zernike矩重定位亚像素边缘,用最小二乘法拟合圆心。而当图像存在退化时,进行有效圆边缘点检测后,再用该法提取质心。从理论上分析了Zernike矩亚像素边缘检测对圆拟合法的改进作用。利用仿真图像和地表实验图像,将本文方法与传统的重心法、带阈值的重心法和圆拟合法进行了比较。结果表明,本文方法精度更高,具有更好的稳定性,可以对月球车天文导航精度的提高起良好作用。     

Estimate of accuracy of determining the orientation of the star sensor system according to the experimental data

The BOKZ-M60 star sensor (Unit for Measuring Star Coordinates) is intended for determining the parameters of the orientation of the axes of the intrinsic coordinate system relative to the axes of the inertial system by observations of the regions of the stellar sky. It is convenient to characterize an error of the single determination of the orientation of the intrinsic coordinate system of the sensor by the vector of an infinitesimal turn of this system relative to its found position. Full-scale ground-based tests have shown that, for a resting sensor the root-mean-square values of the components of this vector along the axes of the intrinsic coordinate system lying in the plane of the sensor CCD matrix are less than 2″ and the component along the axis perpendicular to the matrix plane is characterized by the root-mean-square value of 15″. The joint processing of one-stage readings of several sensors installed on the same platform allows us to improve the indicated accuracy characteristics. In this paper, estimates of the accuracy of systems from BOKZ-M60 with two and four sensors performed from measurements carried out during the normal operation of these sensors on the Resurs-P satellite are given. Processing the measurements of the sensor system allowed us to increase the accuracy of determining the each of their orientations and to study random and systematic errors in these measurements.     

地球反照对数字太阳敏感器的影响分析

地球反照对太阳敏感器性能有重要影响,同时也制约着太阳敏感器在卫星上的安装。由于数字太敏感器本身独特的结构模型,所以需要采取有针对性的方法对其进行影响分析。本文在此模型基础上提出了利用图像技术的地球反照影响分析方法,为太阳敏感器在航天器上的应用与安装提供了技术支持。     

基于联合滤波的卫星姿态确定

对由星敏感器、陀螺、太阳敏感器和磁强计构成的组合姿态确定系统,建立了卫星确定系统模型、子系统滤波方程。基于信息融合设计了改进的联合滤波,讨论了信息分配因子确定,给出了改进的系统滤波流程。仿真结果表明：改进后卫星姿态确定的算法有能效提高卫星姿态的估计精度。